Der Mars Reconnaissance Orbiter (engl. für „Mars-Erkundungssatellit“), abgekürzt MRO, ist eine NASA-Raumsonde zur Erforschung des Planeten Mars, die am 12. August 2005 zum Roten Planeten aufgebrochen ist und am 10. März 2006 ihr Ziel erreichte. Dies ist vorerst der letzte Orbiter, der zum Mars geschickt wurde, da die Mars-Missionen der nächsten Jahre als Landestationen geplant sind. Die Sonde ist von Lockheed Martin gebaut worden; die meisten Instrumente stammen vom Jet Propulsion Laboratory (JPL). Die Sonde ist seit den Viking-Sonden von 1975 die schwerste US-amerikanische Mars-Sonde, die zudem über eine sehr umfangreiche Instrumentierung verfügt. Beim Start wog sie (mit Antrieb und Treibstoff) über 2 Tonnen. Die Gesamtkosten der Mission betragen etwa 720 Millionen US-Dollar, davon entfallen 450 Millionen auf die Entwicklung und die Herstellung der Sonde und ihrer Instrumente, 90 Millionen auf die Trägerrakete sowie 180 Millionen auf die Missionsdurchführung der 5,5 Jahre lang dauernden Primärmission. Nach seiner Ankunft am Mars wurde MRO nach Mars Global Surveyor, Mars Odyssey und Mars Express der vierte aktive Orbiter, der den Planeten umkreist.
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Missionsziele
Das primäre Ziel der Sonde ist die Kartografierung der Mars-Oberfläche: Der Mars Reconnaissance Orbiter bringt die bisher höchstauflösende Kamera in eine Mars-Umlaufbahn. Sie erreicht eine horizontale Auflösung von 1 Meter pro Pixel, nachdem bisherige Aufnahmen einige Meter pro Pixel hatten. Wegen der Begrenzung der Datenmenge, die zur Erde übermittelt werden kann, können nur ausgewählte Teile des Planeten mit der höchsten Auflösung erfasst werden.
Die Aufnahmen sollen auch kleinere geologische Strukturen erkennen lassen, z. B. heiße hydrothermale Quellen, in deren Nähe (fossiles) Leben vermutet wird. Sie ermöglichen damit auch die Auswahl interessanter Landestellen für zukünftige Mars-Missionen, so 2007 die Phoenix Sonde und 2009 das Mars Science Laboratory.
Weiterhin sucht der Mars Reconnaissance Orbiter mit Radar nach dicht unter der Mars-Oberfläche auftretendem Wasser und Eis, insbesondere auch an den Polkappen. Schließlich soll die Sonde für zukünftige Landemissionen als Relaisstation dienen.
Technik
Ursprünglich sollte der Mars Reconnaissance Orbiter mit einer Atlas III Rakete gestartet werden und eine Startmasse von 1.975 kg haben. Doch nachdem die neuere Atlas V Rakete 2002 ihren Erstflug erfolgreich absolviert hatte, entschied man sich dafür, die Sonde mit ihr zu starten, da sie zum Preis einer Atlas III mehr Nutzlast erlaubt. Dadurch stieg die Startmasse der Sonde auf 2.180 kg, wobei die Leermasse der Sonde 1.031 kg beträgt (davon sind 139 kg Instrumente) und 1.149 kg auf den mitzuführenden Treibstoff entfallen. Die tragende Struktur der Sonde ohne jegliche Geräte wiegt 220 kg und besteht aus leichten aber festen Werkstoffen wie Titan, Kohlenstofffaser-Verbundwerkstoffen und Aluminium in Honigwabenbauweise. Die Struktur muss Startbeschleunigungen von 5 g standhalten können, was dem fünffachen Eigengewicht der Sonde (also 10.900 kg) entspricht.
Energieversorgung
Die Stromversorgung des Orbiters erfolgt allein durch zwei jeweils 5,35 m lange und 2,53 m breite Solarkollektoren. Die Solarkollektoren können unabhängig voneinander sowohl auf- und abwärts bewegt, als auch um die eigene Achse rotiert werden. Auf der Vorderseite jedes Kollektors sind 9,5 m2 Fläche jeweils mit 3.744 einzelnen Solarzellen bedeckt. Die sehr effizienten triple junction Solarzellen haben einen Wirkungsgrad von 26 %, d. h. sie können 26 % der Energie des einfallendes Sonnenlichts in Elektrizität umwandeln. Die Solarzellen sind so angeschlossen, dass sie eine konstante Spannung von 32 V liefern, auf die die Instrumente der Sonde ausgelegt sind. Die gesamte Energieausbeute der beiden Solarkollektoren im Mars-Orbit beträgt rund 2.000 Watt (im Erdorbit läge die Energieausbeute bei 6.000 Watt).
Der Mars Reconnaissance Orbiter führt zwei wiederaufladbare Nickelmetallhydridbatterien an Bord. Die Batterien werden zur Stromversorgung während der Flugphasen genutzt, in welchen die Solarkollektoren keine Sonnenenergie liefern. Dies geschieht beispielsweise beim Start, beim Einschwenken in die Marsumlaufbahn, bei den Aerobraking-Manövern oder wenn die Sonde in den Marsschatten eintritt. Jede Batterie hat eine Kapazität von 50 Amperestunden. Da die zur Verfügung stehende Spannung mit dem fortschreitenden Entladen der Batterie fällt und bei einem Absenken der Spannung auf etwa 20 V der Bordcomputer sich abschaltet, kann die Sonde nur etwa 40 % der Batteriekapazität nutzen.
Elektronik
Das Herz des MRO-Bordcomputers ist ein 133 MHz schneller, aus 10.4 Millionen Transistoren bestehender, 32-bit RAD-750 Prozessor. Der Prozessor ist im Grunde ein gegen Strahlung gehärteter PowerPC-750 G3 und ist der Nachfolger des RAD6000-Prozessors, der beispielsweise in den Mars-Rovern Spirit und Opportunity Verwendung findet. Obgleich die Geschwindigkeit des Prozessors mit 133 MHz im Vergleich zu heutigen Home-PCs als sehr niedrig erscheint, ist das zur Zeit der schnellste Prozessor, der im strahlungsübersäten und von Sonnenstürmen heimgesuchten Weltraum, fernab des Magnetfeldes und der Atmosphäre der Erde, die die Oberfläche davor schützen, noch zuverlässig arbeiten kann.
Zur Datenspeicherung verfügt der MRO über 20 GByte, die auf mehr als 700 einzelne Flash-Speicherchips mit einer Kapazität von je 256 Mbit (= 32 MByte) verteilt sind. Die Speicherkapazität der Sonde ist im Vergleich zu einem Bild der HiRISE-Kamera, das bis zu 3,5 Gbyte groß sein kann, nicht besonders hoch.
Der Bordcomputer setzt ein VxWorks Echtzeitbetriebssystem ein, das für seine Schnelligkeit und Zuverlässigkeit bekannt ist und bereits in vielen Raumfahrtmissionen, wie z. B. in Spirit und Opportunity zum Einsatz kam.
Kommunikation
Zur Kommunikation mit der Erde verfügt der MRO über eine Richtstrahlantenne (High-Gain-Antenna – HGA) mit einem Durchmesser von drei Metern, mit der Datenübertragungsraten von bis zu 6 MBit/s erreicht werden können. Die Antenne ist beweglich und kann punktgenau auf die Erde ausgerichtet werden. Die Sonde sendet im X-Band auf einer Frequenz von 8 GHz mit einer Leistung von 100 Watt, außerdem ist eine experimentelle Kommunikation im Ka-Band mit 32 GHz und 35 Watt geplant. Mit der höheren Sendefrequenz kann eine höhere Datenübertragungsrate erreicht werden. Sollte sich die Kommunikation im Ka-Band bewähren, werden zukünftige Raumsonden mit der neuen Übertragungstechnologie ausgestattet. Die Sonde verfügt über zwei Verstärker für das X-Band (der zweite ist für den Fall, dass der erste versagt) und einen Verstärker für das Ka-Band. Nach dem Ende der primären Mission sollen mit der Antenne etwa 34 Terabit an wissenschaftlichen Daten zur Erde übertragen worden sein (dies ist mehr, als die Datenmenge aller bisherigen planetaren Raumsonden zusammen), wobei pro Tag rund 10-11 Stunden lang Datenübertragung mit einer durchschnittlichen Datenrate von 0,5 bis 4 Mbit/s stattfindet.
Für den Fall, dass die Richtstrahlantenne nicht eingesetzt werden kann, verfügt der MRO über zwei Niedrigverstärkungsantennen (Low-Gain-Antenna – LGA). Die Antennen befinden sich auf der HGA-Schüssel, eine auf der Vorderseite und eine auf der Rückseite. Um mit der Erde zu kommunizieren, brauchen die Niedrigverstärkungsantennen nicht darauf ausgerichtet zu werden, erreichen dafür aber auch nur niedrige Datenraten. Da die Sonde über zwei dieser Antennen verfügt (jeweils eine deckt einen vollen Halbkreis ab), kann sie aus einer beliebigen Lage Signale sowohl senden als auch empfangen. Die Antennen werden während des Starts und beim Eintreten in die Marsumlaufbahn verwendet, dienen aber auch einer Absicherung der Kommunikation in einem Notfall.
Außerdem verfügt der MRO über eine Electra-UHF-Kommunikationsanlage, mit deren Hilfe die Sonde mit anderen Marssonden kommunizieren soll, wie dem 2008 am Mars ankommenden Phoenix-Lander oder 2010 dem Mars Science Laboratory. Dadurch können die Daten der Landemissionen durch den MRO zur Erde weitergeleitet werden. Außerdem kann durch die Messung von Signallaufzeiten die genaue Position der Lander auf der Marsoberfläche bestimmt werden.[1]
Antriebssystem
Der MRO verwendet ein Antriebsystem, das katalytisch zersetztes Hydrazin als einzigen Treibstoff verbrennt und daher keinen Oxidator mitführt. Der aus Titan bestehende Tank der Sonde mit einem Volumen von 1.175 Liter kann maximal 1.187 kg Treibstoff aufnehmen, wobei jedoch nur 1.149 kg Treibstoff mitgeführt werden, um die maximale Nutzlast der Trägerrakete nicht zu überschreiten. Diese Treibstoffmenge würde ausreichen, um die Geschwindigkeit der Sonde um 1.551 m/s zu ändern. Über 70 % des Treibstoffs wurde beim Einschwenken in die Marsumlaufbahn verbraucht, da hier die Sonde stark abgebremst werden musste, um von der Anziehungskraft des Mars eingefangen zu werden. Um den Treibstoff unter Druck zu setzen, wird Helium-Gas verwendet, das in einem externen unter Hochdruck stehenden Tank gelagert wird.
Das Antriebssystem der Sonde besteht aus 20 Triebwerken, in drei verschiedenen Größen:
- Sechs große MR-107N Triebwerke, die jeweils 170 N Schub erzeugen (insgesamt 1.020 N). Diese Triebwerke werden für das erste Kurskorrekturmanöver sowie für den Einschuss in die Marsumlaufbahn verwendet.
- Sechs mittelgroße MR-106E Triebwerke, die jeweils 22 N Schub erzeugen. Diese Triebwerke werden zur Korrektur der Flugbahn eingesetzt und um die Sonde beim Einschuss in die Marsumlaufbahn auf dem richtigen Kurs zu halten.
- Acht kleine MR-103D Triebwerke, die jeweils 0,9 N Schub erzeugen. Sie werden für die Lageregelung des MRO sowohl während der normalen Operationszeit, als auch während des Eintritts in die Marsumlaufbahn und während der Flugbahnkorrekturen eingesetzt.
Außerdem werden zur präzisen Lageregelung vier Drallräder eingesetzt, insbesondere bei hochauflösenden Aufnahmen, wo bereits die kleinste Bewegung eine Unschärfe in dem Bild verursacht. Jedes Rad wird für jeweils eine Bewegungsachse verwendet, das vierte Rad gilt als Reserve, sollte eins der übrigen drei ausfallen. Ein einzelnes Drallrad wiegt 10 kg und kann mit bis zu 6.000 Umdrehungen pro Sekunde rotieren.
Navigationssystem
Navigationssysteme und Sensoren liefern Informationen zur Position, Kurs und Ausrichtung der Sonde während des Flugs. Diese Daten sind entscheidend, um genaue Manöver auf dem Weg zum Mars ausführen zu können, um die Solarkollektoren auf die Sonne und um die Antenne auf die Erde ausgerichtet zu halten. Außerdem muss die Lage der Sonde sehr genau kontrolliert werden, um unverschwommene hochauflösende Aufnahmen der Marsoberfläche machen zu können. Für diese Zwecke verfügt das Navigationssystem über mehrere Sensoren und Instrumente:
- 16 Sonnensensoren (acht davon sind als Reserve gedacht) sind auf allen Seiten der Sonde angeordnet. Die Sensoren sind sehr einfach aufgebaut und liefern als Antwort nur ob sie die Sonne sehen oder nicht. Aus den Daten einzelner Sensoren errechnet der Computer dann die ungefähre Position der Sonne. Sollte die Sonde die Orientierung verlieren, sind diese Sensoren ausreichend, um die Solarkollektoren auf die Sonne auszurichten und damit die Stromversorgung zu gewährleisten. Allerdings können sie nicht zu einer genauen Ausrichtung der Sonde auf die Erde und auf den Mars genutzt werden.
- Zwei Star Tracker (einer dient als Reserve) zur genauen Ausrichtung sowohl auf die Sonne, als auch auf die Erde und den Mars. Ein Star Tracker ist eine kleine Kamera, die Digitalbilder der Sterne aufnimmt. Diese Bilder werden mit den im Bordcomputer gespeicherten Daten tausender von Sternen verglichen. Hat der Star Tracker die Sterne auf dem Bild identifiziert, weiß der Computer sehr genau, wo und in welcher Ausrichtung sich die Sonde befindet. Der Star Tracker nimmt zehn Bilder pro Sekunde auf.
- Zwei Inertial Measurement Units (eins dient als Reserve), bestehend aus jeweils drei Gyroskopen und drei Beschleunigungsmessern. Dabei wird je ein Gyroskop und ein Beschleunigungsmesser pro Bewegungsachse verwendet. Die Gyroskope werden zur Messung der Drehgeschwindigkeit der Sonde eingesetzt (z. B. bei der Drehung zur Lageregelung) und die Beschleunigungsmesser zur Messung der Beschleunigung (z. B. beim Feuern von Triebwerken). Zudem wird bei dem Experiment Atmospheric Structure Investigation Accelerometers mit Hilfe der Beschleunigungsmesser die Bremswirkung der oberen Atmosphärenschichten während des Aerobrakings gemessen. Dies gibt Aufschluss über die Dichte und Struktur der oberen Atmosphäre.
Außerdem verfügt der MRO mit der Optical Navigation Camera über ein Experiment zur optischen Navigation für einen genaueren Einschuss in die Marsumlaufbahn. Dazu werden die Mars-Monde Phobos und Deimos 30 bis zwei Tage vor der Ankunft der Sonde am Mars fotografiert, um so die genaue Position der Sonde festzustellen. Die Optical Navigation Camera ist zum sicheren Eintreten des MRO in die Umlaufbahn nicht notwendig. Sollte dieses Experiment jedoch positive Ergebnisse liefern, wird diese Art von Navigation bei zukünftigen Landemissionen eingesetzt, die mit einer sehr hohen Präzision am Mars ankommen müssen, um die sehr genau festgelegten Landestellen nicht zu verpassen.[2]
Instrumente
An Bord des MRO befinden sich sowohl sechs wissenschaftliche Instrumente, als auch einige technische Experimente, wie die Ka-Band Kommunikation, Electra-Kommunikationsanlage und optische Navigationskamera. Die technischen Experimente wurden in dem Abschnitt Technik beschrieben, hier sollen die wissenschaftlichen Instrumente vorgestellt werden.
- High Resolution Imaging Science Experiment (HiRISE)
- Das größte und wichtigste Instrument an Bord von Mars Reconnaissance Orbiter ist das HiRISE, das aus einer hochauflösenden Fotokamera mit einem Cassegrain-Teleskop von 1,40 m Länge und einem Durchmesser von 50 cm besteht. Das Teleskop enthält drei Spiegel und verfügt über ein Sichtfeld von 1,14° × 0,18°. Die Kamera wiegt etwa 65 kg und vermag aus 300 km Höhe Aufnahmen mit einer maximalen vertikalen Auflösung von 20-30 cm pro Pixel zu erzeugen. Für die Aufnahmen stehen drei Spektralbänder zur Verfügung: Blau-Grün BG (400-600 nm), Rot (550-850 nm) und Nah-Infrarot NIR (800-1.000 nm). Im BG-Band wird ein 6 km breiter Streifen erfasst, in Rot und NIR jeweils 1,2 km breit. Die Länge des erfassten Bildes beträgt dabei etwa das Doppelte seiner Breite. Zur Erfassung des einfallenden Lichtes enthält HiRISE insgesamt 14 detector-chip-assemblies (DCA), die jeweils ein CCD-Modul mit der dazugehörenden Steuerelektronik beherbergen. Jedes CCD-Modul besteht dabei aus jeweils 2.048 12 × 12 µm großen Pixeln quer zur Flugrichtung sowie 128 TDI-Elementen entlang der Flugrichtung. Die TDI-Elemente (Time Delay and Integration) werden zur Verbesserung des Signal-Stör-Verhältnisses verwendet. Für das BG und NIR Band stehen jeweils zwei DCAs mit insgesamt 4.048 Pixel für jedes Band zur Verfügung. Für das Rot-Band sind es zehn DCAs mit insgesamt 20.264 Pixeln. Zur Echtzeitdatenkompression kann eine Look-Up-Table verwendet werden, die mit der Kamera aufgenommene 14-Bit Signale in 8-Bit Signale transformiert. Zusätzlich steht eine verlustfreie 2:1 Kompressionsmethode zur Verfügung. Ein typisches hochauflösendes Bild der HiRISE-Kamera ist 20.000 × 40.000 Pixel groß, zur Übertragung zur Erde werden in Abhängigkeit von der Erde-Mars-Entfernung und des Kompressionsfaktors 4 bis 48 Stunden benötigt. Die Kamera verfügt über einen internen 28 GBit Speicher, um die Aufnahmen zwischenzuspeichern, bevor sie an den Bordcomputer weitergegeben werden. Die Entwicklungskosten für das HiRISE lagen bei etwa 35 Millionen Dollar.[3], [4]
- Context Imager (CTX)
- CTX ist ebenfalls eine Kamera, die Graustufen-Bilder im sichtbaren Licht mit einer Wellenlänge von 500 bis 800 nm erzeugt und mit einer geringeren Auflösung von etwa sechs Metern arbeitet. Sie soll dazu dienen, Teile vom Mars zu kartografieren, aber vor allem dazu, die Daten der hochauflösenden HiRISE-Kamera und des CRISM-Spektrometers richtig in den globalen Kontext einfügen zu können. CTX verfügt über einen Maksutov-Teleskop mit 35 cm Brennweite und 6° Sichtfeld, zur Aufnahme dient ein aus 5064 Pixeln bestehendes CCD Zeilenarray. Ein typisches Bild ist etwa 30 km weit. Das Instrument besitzt einen 256 MB internen DRAM-Speicher, welches ausreichend ist, um ein 160 km langes Bild intern abzuspeichern, bevor es in den Hauptspeicher der Sonde übertragen wird. Gebaut wurde das Instrument bei Malin Space Science Systems.[5], [6]
- Mars Color Imager (MARCI)
- MARCI besteht aus einer Weitwinkelkamera und einer Telekamera, die überwiegend zur Untersuchung der Mars-Atmosphäre eingesetzt werden. MARCI ist eine Kopie der mit dem Mars Climate Orbiter 1999 verloren gegangenen Kamera, lediglich das Objektiv der Kamera wurde durch eine größeres Fischaugenobjektiv mit 180° Blickwinkel ersetzt, um Rollbewegungen der Raumsonde zu kompensieren, die zum Betrieb anderer Instrumente nötig sind. Die Kameras sind an gemeinsame Elektronik angeschlossen und verfügen über sieben Spektralkanäle, davon fünf im sichtbaren Licht bei Wellenlängen von 425, 550, 600, 650 und 725 Nanometern und zwei im UV-Licht bei 250 und 320 Nanometern. Mit dem Instrument sollen Oberflächenänderungen wie Sandbewegungen oder die sich ändernde Ausmaße der Polkappen registriert werden, zudem soll die Atmosphäre nach verschiedenen Elementen, so z.B. nach Ozon, durchsucht werden. Außerdem wird MARCI eingesetzt, um tägliche Wetterberichte vom gesamten Planeten zu liefern. Gebaut wurde das Instrument bei Malin Space Science Systems. [7]
- Compact Reconnaissance Imaging Spectrometer for Mars (CRISM)
- CRISM ist ein Spektrometer, mit dem die komplette Mars-Oberfläche nach Vorkommen von unterschiedlichen Mineralien gescannt wird. Dafür verfügt CRISM über 560 verschiedene Spektralkanäle, womit gezielt nach bestimmten Mineralien gesucht werden kann. Dabei geht es vor allem um die Mineralien, die bei einem Kontakt mit Wasser entstehen können, wie z. B. Hematit. CRISM soll zunächst die gesamte Mars-Oberfläche mit einer Auflösung von 100-200 m scannen, um dann Gebiete auswählen zu können, die mit einer höheren Auflösung erfasst werden (maximal bis 18 m). Die Entwicklungskosten für dieses Instrument betragen 17,6 Millionen Dollar.[8]
- Mars Climate Sounder (MCS)
- MCS ist ein Experiment zur Untersuchung der Mars-Atmosphäre. Im Gegensatz zu anderen Instrumenten, die alle senkrecht nach unten schauen, sind die Kameras von MCS auf den Horizont ausgerichtet. MCS verfügt über neun Spektralkanäle und soll die Verteilung von Staub und Wasserdampf in der Atmosphäre studieren. Außerdem wird die Veränderung der Lufttemperatur und des Luftdrucks erfasst. Aus den Daten des MCS soll eine dreidimensionale Karte der Mars-Atmosphäre mit Staub, Wasserdampf, Druck und Temperaturverteilungen bis in 80-100 km Höhe entstehen.[9]
- Shallow Radar (SHARAD)
- Das SHARAD-Experiment wird von der Italian Space Agency (ASI) bereitgestellt und soll mit Hilfe eines Radars nach unter der Marsoberfläche auftretenden Wasser- und/oder Eisvorkommen suchen. SHARAD ist der Nachfolger des auf der 2003 gestarteten europäischen Mars Express Raumsonde eingesetzten MARSIS-Experimentes. Da es jedoch mit Frequenzen von 15-25 MHz in einem etwas anderen Frequenzbereich arbeitet, können sich die Ergebnisse beider Geräte gegenseitig ergänzen. SHARAD kann von 100 Metern bis zu einem Kilometer tief in die Marskruste eindringen, hat eine horizontale Auflösung von 0,3-1 km entlang der Flugrichtung und 3-7 km quer zu der Flugrichtung sowie eine vertikale Auflösung von 7 m. Das bedeutet, dass das Objekt mindestens diese Dimensionen haben muss, um beobachtbar zu sein. Mit SHARAD sollen sich Wasservorkommen unter der Marsoberfläche bis in 100 m Tiefe finden lassen.[10], [11]
Ablauf der Mission
Start
Der Mars Reconnaissance Orbiter sollte am 10. August 2005 mit einer Atlas V(401) Rakete von Cape Canaveral aus gestartet werden. Aufgrund technischer Probleme mit der Trägerrakete wurde der Start zunächst auf den 11. August verschoben. Auch dieser Starttermin konnte aufgrund von Problemen mit der Centaur-Oberstufe nicht gehalten werden. Der Start erfolgte dann beim dritten Versuch am 12. August um 13:43 Uhr MESZ. Die Raumsonde wurde 57 Minuten und 54 Sekunden nach dem Start von der Centaur-Oberstufe abgetrennt, drei Minuten später konnte über eine japanische Antenne im Uchinoura Space Center der Kontakt zu der Sonde hergestellt werden. 14 Minuten nach dem Abtrennen wurde das Ausfahren der großen Solarkollektoren erfolgreich beendet.
Flugphase
Nach dem erfolgreichen Start und Aktivierung wurde die Sonde in den „cruise mode“ überführt, in dem sie sich bis ungefähr zwei Monate vor der Ankunft am Mars befand. Diese Phase der Mission beinhaltete tägliche Überwachung der Teilsysteme der Sonde, Bestimmung und Korrektur der Flugbahn sowie Tests und Kalibrierung der Instrumente. Am 15. August wurde das MARCI-Instrument getestet, wofür Aufnahmen der Erde und des Mondes angefertigt wurden. Am 8. September folgten Tests der HiRISE, CTX und Optical Navigation Camera, wofür die Instrumente auf den mittlerweile 10 Millionen Kilometer entfernten Mond zurückblickten. Alle Tests verliefen erfolgreich.
Die etwa 500 Millionen Kilometer lange Reise zum Mars dauerte ungefähr sieben Monate. Um die Raumsonde auf ihrem Weg zu steuern, waren fünf Kurskorrekturmanöver geplant. Das erste 15 Sekunden lange Manöver (TCM-1) erfolgte am 27. August 2005 unter Verwendung aller sechs großen 170 N Triebwerke. Zuvor feuerten sechs kleinere Triebwerke für 30 Sekunden, um den Treibstoff in dem Tank für einen besseren Durchfluss zu positionieren. Bei dem Manöver wurde eine Geschwindigkeitsänderung von 7,8 m/s erzielt. Die restlichen Kurskorrekturen nutzen die kleineren 22 N Triebwerke, wobei das 20 Sekunden lange zweite Kurskorrekturmanöver (TCM-2) am 17. November erfolgte und eine Geschwindigkeitsänderung von 0,75 m/s erzielte. Das dritte Kurskorrekturmanöver (TCM-3) sollte 40 Tage vor der Ankunft stattfinden, wurde jedoch abgesagt, da die Sonde sich bereits auf einem optimalen Kurs befand. Das vierte Kurskorrekturmanöver (TCM-4) war für den 28. Februar geplant, wurde jedoch aus demselben Grund ebenfalls abgesagt. Auch das optionale fünfte Manöver (TCM-5), welches 24 bis sechs Stunden vor dem Eintritt in die Marsumlaufbahn erfolgen sollte, wurde abgesagt.
Ankunft
Um in die Marsumlaufbahn einzuschwenken (MOI - Mars Orbit Insertion), sollten am 10. März 2006 die großen Triebwerke der Sonde von 22:24 Uhr bis 22:51 Uhr MEZ für etwa 26,8 Minuten (1.606 Sekunden) gezündet werden. Aufgrund einer unerwartet geringeren Leistung der Triebwerke musste der Computer des MRO den Brennvorgang jedoch auf 1,641 Sekunden verlängern. Da die Raumsonde sich zum Ende des Bremsmanövers hinter dem Mars befand und daher nicht mit der Erde kommunizieren konnte, gab es erst um 23:16 Uhr ein Signal von der Sonde sowie einige Minuten später die Bestätigung des erfolgreichen Eintritts in die Marsumlaufbahn. Bei dem Bremsmanöver wurde die Geschwindigkeit der Sonde um 1000,48 m/s (circa 18% der Anfluggeschwindigkeit) – geplant waren 1000,36 m/s – reduziert, so dass sie von der Anziehungskraft des Mars eingefangen wurde und in einen elliptischen 426 × 43.500 Kilometer Orbit[1] eintratt. Die ersten Testbilder der HiRISE-Kamera der Raumsonde wurden am 24. März empfangen. Die Erwartungen wurden absolut erfüllt. Aus einer Distanz von 2.489 km, die weit über der späteren Arbeitsentfernung liegt, wurden Bilder mit einer Auflösung von 2,5 m pro Pixel gewonnen[2]. Nach weiteren Testbildern am 25. März wird die Kamera bis zum Beginn der wissenschaftlichen Arbeiten im November 2006 abgeschaltet.
Am 30. März 2006 wurde mit den Aerobraking-Manövern in der Mars-Atmosphäre begonnen, wobei die Umlaufbahn sukzessiv zu einer etwa 255 × 320 km hohen nahezu polaren sonnensynchronen Bahn mit einer Umlaufszeit von 112 Minuten reduziert werden soll. Dazu wurden die MR-106E-Triebwerke der Sonde für 58 Sekunden gezündet, womit der marsnächste Punkt der MRO-Umlaufbahn auf 333 km reduziert wurde[3]. Die Aerobraking-Manöver, welche circa 550 Eintauchvorgänge in die Atmosphäre beinhalten, dauern etwa sechs Monate und müssen vor der Sonnenkonjunktion am 7. Oktober 2006 beendet sein, die noch bis zum 8. November 2006 andauert. In diesem Zeitraum befindet sich die Sonne direkt zwischen dem Mars und der Erde, so dass nur eine eingeschränkte Kommunikation des Orbiters mit der Erde stattfinden kann. Anschließend wird der Mars Reconnaissance Orbiter nach weiteren kleineren Funktionstests für wissenschaftliche Arbeiten zur Verfügung stehen.
Primärmission
Die primäre Mission der Sonde am Mars dauert vier Jahre, davon soll zwei Jahre lang vom November 2006 bis Dezember 2008 sowohl der Mars mit der HiRISE-Kamera kartografiert, als auch mit den übrigen Instrumenten untersucht werden. Die nächsten zwei Jahre soll der Orbiter als eine Plattform zur Kommunikation zwischen zukünftigen Landemissionen und der Erde dienen. Die Primärmission endet am 31. Dezember 2010. Sollte die NASA die Sonde nach dem Ende der Primärmission weiter einsetzen wollen, so sollte der bordeigene Treibstoff ausreichen, um MRO mindestens weitere fünf Jahre als Kommunikationsplattform betreiben zu können. Da der eigens für diesen Zweck zu entwickelnde Mars-Kommunikationssatellit Mars Telecommunications Orbiter, der nach seiner geplanten Ankunft am Mars 2010 erheblich mehr Daten als MRO übertragen hätte können, im Juli 2005 aus Budgetgründen gestrichen wurde, erscheint es nun als wahrscheinlich, dass der MRO als Kommunikationsplattform über seine primäre Missionszeit weiter betrieben wird.
Siehe auch
Quellen
Weblinks
- NASA's Mars Reconnaissance Orbiter Website (englisch)
- MRO launch press kit (PDF) (englisch)
- Website der HiRISE-Kamera (englisch)
- Mars Reconnaissance Orbiter von Bernd Leitenberger
- extrasolar-planets.com – Mars Reconnaissance Orbiter
